Пример высотно-скоростной характеристики
Высотно-скоростными характеристиками двигателя называются зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости и высоты полета на заданном режиме работы.
 |
|
Рисунок 1.5 − Высотно-скоростные характеристики на режиме «Максимал» |
|
|
|
Рисунок 1.6 − Высотно-скоростные характеристики двигателя на режиме «Полный форсаж» |
|
|
| Рисунок 1.7 − Высотно-скоростные характеристики на режиме «РПТ» |
Высотно-скоростные характеристики двигателя на режимах «Максимал», «Полный форсаж» и режиме повышенной температуры представлены соответственно на рис. 1.5, 1.6, 1.7. Они рассчитаны для стандартных атмосферных условий с учетом принятых стандартных потерь в воздухозаборнике при полном расширении газов в сопле.
Из приведенных характеристик видно, что с ростом числа М полета на всех высотах характер изменения тяги и удельного расхода топлива для каждого режима одинаков.
Тяга двигателя на режиме «Максимал» с увеличением Мн при неизменной высоте полета Н вначале несколько снижается, а затем растет, достигая максимального значения при сверхзвуковых скоростях полета, после чего вновь начинает падать. При этом удельный расход топлива Суд. м непрерывно увеличивается.
На форсированном режиме тяга Рпф с ростом числа М имеет меньшее первоначальное снижение, а затем растет более интенсивно, чем на максимальном режиме.
Возрастание Суд. пф при этом менее значительно, чем на максимальном режиме, и на некоторых режимах полета по Н и Мн наблюдается даже некоторое снижение Суд.пф с ростом Мн (рис. 1.6).
При переходе на режим повышенной температуры (РПТ) на III-м участке программы увеличивается t*з и n2, в результате чего повышается удельная тяга двигателя, и растет расход воздуха. Это и приводит к увеличению тяги двигателя по сравнению с режимом полного форсажа вблизи предельных чисел М полета (рис. 1.7).
Удельный расход топлива при этом практически сохраняется таким же, как и на режиме «Полный форсаж», так как росту тяги соответствует примерно пропорциональное увеличение суммарного расхода топлива в основной и форсажных камерах сгорания.
Как видно, высотно-скоростные характеристики двухконтурного турбореактивного двигателя РД-33 с малой степенью двухконтурности имеют обычный для таких двигателей характер протекания. Объяснение его дается в курсе теории авиационных двигателей, поэтому отметим лишь некоторые особенности этих характеристик.
Прежде всего необходимо подчеркнуть, что указанный выше рост Суд = Gт.ч./ Р по мере увеличения Мн при неизменной высоте полета Н (рис. 1.5) еще не означает ухудшения экономичности двигателя, так как по своему физическому смыслу экономичность характеризуется не отношением расхода топлива к тяге Gт.ч./ Р, а отношением расхода топлива к тяговой мощности двигателя, то есть величиной Gт.ч / (PV)=Суд / V, где V, м/с – скорость полета. Как показывают расчеты, величина Суд / V с ростом Мн в эксплуатационном диапазоне скоростей полета снижается (экономичность двигателя улучшается).
Это объясняется тем, что с ростом Мн увеличивается суммарная степень повышения давления воздуха во входном устройстве и компрессоре двигателя πΣ = πвх π*кΣ, вследствие чего повышается эффективность использования тепла, подводимого к воздуху в камере сгорания; чем больше степень расширения газов в турбине и сопле, тем меньше тепловая энергия газов, покидающих двигатель. С ростом числа М у ВРД уменьшается разность между скоростью истечения газов из сопла и скоростью полета С5 - V, что приводит к уменьшению потерь кинетической энергии с выходящими газами (С5 – V)2/2.
Иными словами, рост числа М сопровождается увеличением к.п.д. двигателя – как внутреннего ŋвн, так и тягового ŋтяг, а значит, и полного ŋп = ŋвн∙ ŋтяг, что и является причиной улучшения его экономичности.
Увеличение Суд.ф на форсированном режиме (при одинаковых высотах и скоростях полета) связано с тем, что тепло, подводимое к газам в форсажной камере сгорания при меньшем давлении, чем в основной, используется менее эффективно. Однако с увеличением Мн давление в форсажной камере быстро растет (вследствие быстрого роста давления за компрессором низкого давления в наружном контуре), поэтому и эффективность использования подведенного тепла на форсированных режимах улучшается. Этим и объясняется более пологое протекание Суд.ф по Мн в сравнении с Суд.
На рис. 1.5, 1.6, 1.7 видны характерные изломы скоростных характеристик двигателя (по линиям а-а, б-б, в-в). Они соответствуют режимам полета, при которых начинают действовать различные эксплуатационные ограничения, осуществляемые системой автоматического управления (пунктиром показано изменение тяги двигателя без учета этих ограничений).
Точка «а» характеризуется выходом на I участок программы, на котором n1пр mах = const и n2пр mах = const при уменьшении t*1 ниже 15оС. Поддержание n1пр mах = const с уменьшений Мн обеспечивается, как отмечалось выше, путем уменьшения n2 за счет снижения Gт, вследствие чего снижаются температура газов перед турбиной t*3 и расход воздуха Gв. Это приводит к уменьшению тяги двигателя.
В точке «б» с ростом скорости полета в соответствии с программой управления начинает ограничиваться рост t*4 путем поддержания t*4 пред = const. Это также связано со снижением Gт и соответствующим уменьшением тяги Р.
С дальнейшим ростом Мн в точке «в» вступает в работу ограничитель давления за компрессором (лишь на малых высотах), обеспечивающий поддержание р2*пред = const путем дополнительного снижения Gт. Это и вызывает соответственно более резкое изменение тяги двигателя в сторону ее уменьшения.
Рассмотренный пример соответствует двигателю РД-33